FR3060051A1 - Turbine pour turbomachine - Google Patents
Turbine pour turbomachine Download PDFInfo
- Publication number
- FR3060051A1 FR3060051A1 FR1662442A FR1662442A FR3060051A1 FR 3060051 A1 FR3060051 A1 FR 3060051A1 FR 1662442 A FR1662442 A FR 1662442A FR 1662442 A FR1662442 A FR 1662442A FR 3060051 A1 FR3060051 A1 FR 3060051A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- turbine
- foil
- ring
- radially
- tab
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N flonicamid Chemical compound FC(F)(F)C1=CC=NC=C1C(=O)NCC#N RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N 0.000 title description 2
- 239000011888 foil Substances 0.000 claims abstract description 49
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 12
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 claims abstract description 5
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 10
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 6
- 239000000956 alloy Substances 0.000 claims description 3
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 229910017052 cobalt Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000010941 cobalt Substances 0.000 claims description 3
- GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N cobalt atom Chemical compound [Co] GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 10
- 210000002105 tongue Anatomy 0.000 description 5
- 230000002028 premature Effects 0.000 description 3
- 244000124209 Crocus sativus Species 0.000 description 1
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 1
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
- F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
- F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
- F01D11/122—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/72—Maintenance
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
- F05D2260/36—Retaining components in desired mutual position by a form fit connection, e.g. by interlocking
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
- F05D2260/37—Retaining components in desired mutual position by a press fit connection
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
- F05D2300/509—Self lubricating materials; Solid lubricants
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
L'invention concerne une turbine pour turbomachine, notamment pour un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comportant : - un carter fixe (3), - un rotor comprenant des aubes dont la périphérie radialement externe comporte au moins une léchette (13a), apte à pivoter d'autour d'un axe, - un anneau (35) en matériau abradable entourant les aubes et coopérant avec les léchettes (13a), - un distributeur (11) comportant une plate-forme radialement externe (16), fixe par rapport au carter (3), - ledit anneau (35) comportant au moins une patte d'arrêt (44) en rotation, engagée dans un évidement (20) de forme complémentaire de la plate-forme radialement externe (16) du distributeur (11), caractérisée en ce qu'elle comporte au moins un clinquant (26) monté dans l'évidement (20), la patte d'arrêt (44) étant engagée dans le clinquant (26), les extrémités circonférentielles de ladite patte (44) étant aptes à venir en appui sur le clinquant (26).
Description
Titulaire(s) : SAFRAN AIRCRAFT ENGINES Société par actions simplifiée.
Demande(s) d’extension
Mandataire(s) : ERNEST GUTMANN - YVES PLASSERAUD SAS.
FR 3 060 051 - A1 f54) TURBINE POUR TURBOMACHINE.
©) L'invention concerne une turbine pour turbomachine, notamment pour un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comportant:
- un carter fixe (3),
- un rotor comprenant des aubes dont la périphérie radialement externe comporte au moins une léchette (13a), apte à pivoter d'autour d'un axe,
- un anneau (35) en matériau abradable entourant les aubes et coopérant avec les léchettes (13a),
- un distributeur (11) comportant une plate-forme radialement externe (16), fixe par rapport au carter (3),
- ledit anneau (35) comportant au moins une patte d'arrêt (44) en rotation, engagée dans un évidement (20) de forme complémentaire de la plate-forme radialement externe (16) du distributeur (11 ), caractérisée en ce qu'elle comporte au moins un clinquant (26) monté dans l'évidement (20), la patte d'arrêt (44) étant engagée dans le clinquant (26), les extrémités circonférentielles de ladite patte (44) étant aptes à venir en appui sur le clinquant (26).
13a
i
Turbine pour turbomachine
La présente invention concerne une turbine pour turbomachine, notamment pour un turboréacteur ou un turbopropulseur d’avion.
Une turbomachine, en particulier une turbomachine à double corps, comporte classiquement, d'amont en aval, une soufflante, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression et une turbine basse pression.
Par convention, dans la présente demande, les termes amont et aval sont définis par rapport au sens de circulation de l'air dans la turbomachine. De même, par convention dans la présente demande, les termes intérieur et extérieur , inférieur et supérieur et interne et externe sont définis radialement par rapport à l'axe de la turbomachine.
Une turbine basse pression de turbomachine comprend un arbre de turbine sur lequel sont montés plusieurs étages successifs comportant chacun une roue à aubes et un distributeur. Chaque roue à aubes comprend un disque portant à sa périphérie externe des aubes sensiblement radiales, les disques des différentes roues étant reliés coaxialement les uns aux autres et à l'arbre d'entraînement du rotor de la turbine par des moyens appropriés. Chaque distributeur comprend une plate-forme annulaire interne et une plate-forme annulaire externe entre lesquelles s'étendent des pales sensiblement radiales. La plate-forme externe du distributeur comprend des moyens d'accrochage et de fixation sur un carter externe de la turbine. L'ensemble des distributeurs forme la partie fixe du moteur appelée stator.
Les aubes de chaque roue du rotor comportent classiquement des léchettes à leur périphérie radialement externe, coopérant avec un anneau de matériau abradable de façon à former des moyens d’étanchéité de type joint à labyrinthe.
L’anneau peut être couplé ou arrêté en rotation avec le distributeur, de façon à éviter que l’anneau tourne sous l’effet du flux d’air en fonctionnement. Pour cela, l’anneau comporte classiquement au moins une patte d’arrêt en rotation, engagée avec un jeu circonférentiel dans un évidement de forme complémentaire de la plate-forme radialement externe du distributeur.
En fonctionnement, les bords latéraux de la patte, c’est-à-dire les extrémités circonférentielles de la patte, viennent buter de façon répétée contre les bords latéraux de l’évidement correspondant, provoquant une usure du distributeur. Cette usure prend la forme d’une saignée ou d’une portion de gorge s’étendant circonférentiellement depuis le bord latéral correspondant de l’évidement. Ceci peut entraîner un remplacement prématuré et coûteux du distributeur.
Par ailleurs, l’anneau est classiquement formé de plusieurs secteurs angulaires, des plaquettes ou des languettes d’étanchéité s’étendant entre les extrémités circonférentielles des secteurs angulaires, de façon à limiter les fuites de gaz entre lesdits secteurs.
L’usure précitée peut générer un écartement trop important entre deux secteurs adjacents, engendrant des fuites conséquentes entre les différents secteurs pénalisant le rendement de la turbomachine. L’écartement précité entre les secteurs peut également provoquer une perte des plaquettes ou des languettes d’étanchéité dans la veine d’écoulement des gaz, pouvant conduire à un endommagement des pièces situées en aval.
L’invention a notamment pour but d’apporter une solution simple, efficace et économique à ces problèmes.
A cet effet, elle propose une turbine pour turbomachine, notamment pour un turboréacteur ou un turbopropulseur d’avion, comportant :
un carter fixe,
- un rotor comprenant des aubes dont la périphérie radialement externe comporte au moins une léchette, apte à pivoter d’autour d’un axe,
- un anneau en matériau abradable entourant les aubes et coopérant avec les léchettes,
- un distributeur comportant une plate-forme radialement externe, fixe par rapport au carter,
- ledit anneau comportant au moins une patte d’arrêt en rotation, engagée dans un évidement de forme complémentaire de la plateforme radialement externe du distributeur, caractérisée en ce qu’elle comporte au moins un clinquant monté dans l’évidement, la patte d’arrêt étant engagée dans le clinquant, les extrémités circonférentielles de ladite patte étant aptes à venir en appui sur le clinquant.
Le clinquant permet ainsi de protéger les bords latéraux de l’évidement, c’est-à-dire les extrémités circonférentielles de l’évidement, de manière à éviter une usure dudit évidement et un remplacement prématuré du distributeur. En effet, selon l’invention, seul le clinquant est amené à être changé, de sorte que les coûts et la durée de maintenance sont fortement réduits.
Le clinquant peut comporter une paroi radialement externe et une paroi radialement interne s’étendant axialement, reliées par des parois latérales s’étendant radialement et par une paroi de fond s’étendant radialement.
Le clinquant définit ainsi un volume interne ouvert en direction de l’anneau, ladite ouverture permettant l’insertion de la patte d’arrêt.
Le clinquant et la patte d’arrêt peuvent être dimensionnés de manière à limiter le débattement angulaire entre ces éléments. Un tel débattement reste toutefois nécessaire afin de faciliter le montage et prendre en compte les phénomènes de dilatation thermique en fonctionnement, notamment.
Le débattement circonférentiel de la patte d’arrêt dans le volume interne du clinquant est par exemple compris entre 0,1 et 0,6 mm.
Le clinquant peut comporter une patte d’appui s’étendant axialement, venant en appui sur l’anneau.
La patte d’appui permet ainsi de bloquer axialement en position le clinquant dans l’évidement.
Dans ce cas, la patte d’appui peut être élastique et maintenue de façon précontrainte en appui sur l’anneau.
Un tel appui permet de générer des frottements à l’interface entre l’anneau et la patte du clinquant, tout en autorisant un léger déplacement entre eux en fonctionnement. Un tel couple de frottement limite le déplacement circonférentiel de la patte par rapport au clinquant, c’est-à-dire la rotation de l’anneau par rapport au distributeur.
L’anneau peut être formé d’au moins deux secteurs angulaires, au moins un organe d’étanchéité s’étendant entre les extrémités circonférentielles des secteurs angulaires.
On limite ainsi les fuites de gaz entre les différents secteurs angulaires de l’anneau.
Chaque secteur angulaire peut comporter une patte d’arrêt, logée dans un clinquant monté dans un évidement de la plate-forme externe du distributeur.
Chaque organe d’étanchéité peut être formé par une plaquette ou languette s’étendant circonférentiellement, engagée dans des cavités des secteurs angulaires.
Les cavités sont par exemple des fentes ou des rainures.
On notera que le fait d’éviter l’usure du distributeur à l’aide du clinquant permet de limiter le débattement circonférentiel entre le secteur équipé de la patte d’arrêt et le distributeur, de façon à éviter un déplacement trop important entre deux secteurs adjacents. On empêche ainsi une perte de l’organe d’étanchéité par écartement entre les deux secteurs adjacents.
Le clinquant peut être réalisé en un alliage à base de Nickel ou de Cobalt, par exemple le DMD0408 (CoCrNi22W).
Un tel matériau est particulièrement résistant à l’usure et est apte à supporter les contraintes thermiques pouvant être rencontrées en fonctionnement.
Le distributeur peut être situé en aval de l’anneau par rapport au sens de circulation des gaz au sein de la turbine.
L’anneau peut comporter un bloc de matériau abradable solidaire d’un support radialement externe, la patte d’arrêt s’étendant axialement depuis le support.
La patte d’appui du clinquant peut venir en appui sur le bloc de matériau abradable, en particulier sur une surface tronconique du bloc de matériau abradable.
L’invention concerne également une turbomachine, telle par exemple qu’un turboréacteur ou un turbopropulseur d’avion, comportant une turbine du type précité.
L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une vue en coupe axiale d’une partie d’une turbine selon l’invention,
- les figures 2 et 3 sont des vues de détail, en coupe axiale, de parties de la turbine,
- la figure 4 est une vue éclatée, en perspective, d’une partie de la turbine,
- la figure 5 est une vue en perspective du distributeur et du clinquant,
- la figure 6 est une vue en perspective du clinquant,
- la figure 7 est une vue schématique montrant un organe d’étanchéité entre deux secteurs adjacents de l’anneau.
Les figures 1 à 7 représentent une forme de réalisation d’une turbine 1 basse-pression pour turbomachine 2, notamment pour un turboréacteur ou un turbopropulseur d’avion.
La turbine 1 comprend un carter fixe 3 présentant une paroi tronconique 4 dont l’axe correspond à l’axe X de la turbomachine 2 et à partir de laquelle des rails 5 s’étendent radialement vers l’intérieur. Les termes amont AM et aval AV sont définis par référence au sens d’écoulement du flux de gaz au sein de la turbine 1, c’est-à-dire de gauche à droite sur la figure 1.
Comme cela est mieux visible à la figure 2, chaque rail 5 comporte une première partie annulaire 6 s’étendant radialement vers l’intérieur depuis la paroi tronconique 4, et une seconde partie cylindrique 7 s’étendant vers l’aval.
La turbine 1 comprend en outre un arbre de turbine sur lequel sont montés plusieurs étages 9 successifs comportant chacun une roue à aubes 10 et un distributeur 11. Chaque roue à aubes 10 comprend un disque 12 portant à sa périphérie externe des aubes 13 sensiblement radiales, les disques 12 des différentes roues 10 étant reliés coaxialement les uns aux autres et à l'arbre d'entraînement du rotor 8 de la turbine 1 par exemple par l’intermédiaire de boulons 14. A leur périphérie radialement externe, chaque aube 13 comporte au moins une léchette 13a.
Chaque distributeur 11 comprend une plate-forme annulaire interne 15 et une plate-forme annulaire externe 16 entre lesquelles s'étendent des pales 17 sensiblement radiales.
La plate-forme externe 17 comporte notamment, à son extrémité amont, un rebord radialement externe 18 s’étendant vers l’amont et un rebord radialement interne 19 s’étendant vers l’amont.
La plate-forme externe 17 comporte en outre au moins un évidement 20 délimité par une surface radialement externe 21 et une surface radialement interne 22 s’étendant axialement, reliées par des surfaces latérales 23 s’étendant radialement et par une surface de fond 24 s’étendant radialement. L’évidement 20 définit ainsi un volume 25 interne ouvert vers l’amont AM.
Un clinquant 26, particulièrement visible à la figure 6, est monté dans l’évidement 20. Le clinquant 26 présente une forme et des dimensions correspondant à celle de l’évidement 20. En particulier, le clinquant 26 comporte une paroi radialement externe 27 et une paroi radialement interne 28 s’étendant axialement, reliées par des parois latérales 29 s’étendant radialement et par une paroi de fond 30 s’étendant radialement. Le clinquant 26 définit ainsi un volume interne 31 ouvert en direction de l’aval AV.
Le clinquant 26 est monté sans jeu ou quasiment sans jeu dans l’évidement 20. Le clinquant 26 peut ainsi être monté légèrement en force ou encliqueté dans l’évidement 20, de manière à éviter les degrés de liberté du clinquant 26 dans l’évidement 20.
Une patte d’appui 32 s’étend vers l’amont AM depuis le bord amont de la paroi de fond 28 du clinquant 26. En particulier, la patte d’appui 32 s’étend de façon oblique, vers l’intérieur, par rapport à la direction axiale et par rapport à la direction radiale. L’angle a entre la patte d’appui 32 et la direction axiale est compris entre 129 et 141°. La patte d’appui 32 est élastiquement déformable et vient de matière avec le reste du clinquant 26.
Le clinquant 26 est formé par une tôle en alliage à base de Nickel ou de Cobalt, par exemple le DMD0408 (CoCrNi22W), dont l’épaisseur est comprise entre 0,1 et 0,3 mm, par exemple. Le clinquant 26 est par exemple réalisé par emboutissage.
Le rebord radialement externe 33 de la plate-forme radialement externe 18 du distributeur est en appui sur la surface radialement externe 34 de la partie cylindrique 7 du rail 5 correspondante.
La turbine 1 comporte en outre un anneau 35 comprenant un matériau abradable, monté fixement sur le carter 3 et formé de plusieurs secteurs 36 angulaires adjacents, identiques et répartis sur toute la circonférence. Chaque secteur 36 comporte un bloc de matériau abradable
37. La surface externe 38 du bloc 37 de chaque secteur 36 est fixée à un support 39 en secteur d’anneau (voir figure 2).
Des plaquettes ou des languettes d’étanchéité 40 s’étendent entre les extrémités circonférentielles 41 des secteurs angulaires 36, de façon à limiter les fuites de gaz entre lesdits secteurs 36. Plus particulièrement, les plaquettes ou languettes 40 sont montées dans des cavités 42 ou des fentes formées dans les extrémités circonférentielles 41 des secteurs 36 d’anneau.
L’extrémité amont 43 du support 39 de l’un au moins des secteurs 36 comporte une patte d’arrêt 44 en rotation s’étendant axialement vers l’aval AV et engagée avec un jeu circonférentiel dans le volume interne 31 du clinquant 26. Le jeu circonférentiel entre la patte d’arrêt 44 et les parois latérales 29 du clinquant 26 est par exemple compris entre 0,1 et 0,6 mm.
Les extrémités circonférentielles 45, également appelées extrémités latérales, de ladite patte d’arrêt 44 sont aptes à venir en appui sur les parois latérales 29 du clinquant 26.
La patte d’appui 32 est maintenue de façon précontrainte en appui sur l’anneau 35, en particulier sur une surface tronconique 46 du bloc d’abradable 37 correspondant.
De cette manière, après montage de la turbine 1, l’anneau 35 est immobilisé en rotation par rapport au distributeur 11 situé en aval AV et par rapport au carter 3, par l’intermédiaire de la patte d’arrêt 44.
Par ailleurs, la patte d’appui 32 permet de bloquer axialement en position le clinquant 26 dans l’évidement 20. La patte d’appui 32 permet également de générer des frottements à l’interface entre l’anneau 35 et la patte d’appui 32 du clinquant 26, tout en autorisant un léger déplacement entre eux en fonctionnement.
Le clinquant 26 permet de protéger les parois latérales 23 de l’évidement 20, de manière à éviter une usure dudit évidement 20 et un remplacement prématuré du distributeur 11, comme indiqué précédemment.
Le clinquant 26 peut être remplacé aisément et à moindre frais, en cas d’usure de celui-ci.
ίο
Claims (10)
- REVENDICATIONS1. Turbine (1) pour turbomachine (2), notamment pour un turboréacteur ou un turbopropulseur d’avion, comportant :- un carter fixe (3),- un rotor comprenant des aubes (13) dont la périphérie radialement externe comporte au moins une léchette (13a), apte à pivoter d’autour d’un axe (X),- un anneau (35) en matériau abradable entourant les aubes (13) et coopérant avec les léchettes (13a),- un distributeur (11) comportant une plate-forme radialement externe (16), fixe par rapport au carter (3),- ledit anneau (35) comportant au moins une patte d’arrêt (44) en rotation, engagée dans un évidement (20) de forme complémentaire de la plate-forme radialement externe (16) du distributeur (11), caractérisée en ce qu’elle comporte au moins un clinquant (26) monté dans l’évidement (20), la patte d’arrêt (44) étant engagée dans le clinquant (26), les extrémités circonférentielles (5) de ladite patte (44) étant aptes à venir en appui sur le clinquant (26).
- 2. Turbine (1) selon la revendication 1, dans laquelle le clinquant (26) comporte une paroi radialement externe (27) et une paroi radialement interne (28) s’étendant axialement, reliées par des parois latérales (29) s’étendant radialement et par une paroi de fond (30) s’étendant radialement.
- 3. Turbine (1) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle le clinquant (26) comporte une patte d’appui (32) s’étendant axialement, venant en appui sur l’anneau (35).
- 4. Turbine (1) selon la revendication 3, dans laquelle la patte d’appui (32) est élastique et maintenue de façon précontrainte en appui sur l’anneau (35).
- 5. Turbine (1) selon l’une des revendications 1 à 4, dans laquelle l’anneau (35) est formé d’au moins deux secteurs angulaires (36), au moins un organe d’étanchéité s’étendant entre les extrémités circonférentielles (41) des secteurs angulaires.5
- 6. Turbine (1) selon la revendication 5, dans laquelle chaque organe d’étanchéité est formé par une plaquette ou languette (40) s’étendant circonférentiellement, engagée dans des cavités (42) des secteurs angulaires (36).
- 7. Turbine (1) selon l’une des revendications 1 à 6, dans laquelle 10 le clinquant (26) est réalisé en alliage à base de Nickel ou de Cobalt, par exemple le DMD0408 (CoCrNi22W).
- 8. Turbine (1) selon l’une des revendications 1 à 7, dans laquelle le distributeur (11) est situé en aval (AV) de l’anneau (35) par rapport au sens de circulation des gaz au sein de la turbine (1).15
- 9. Turbine (1) selon l’une des revendications 1 à 8, dans laquelle l’anneau (35) comporte un bloc de matériau abradable (37) solidaire d’un support (39) radialement externe, la patte d’arrêt (44) s’étendant axialement depuis le support (39).
- 10. Turbomachine (2), telle par exemple qu’un turboréacteur ou20 un turbopropulseur d’avion, comportant une turbine (1) selon l’une des revendications 1 à 9.1/4Ί35,3613a
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1662442A FR3060051B1 (fr) | 2016-12-14 | 2016-12-14 | Turbine pour turbomachine |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1662442 | 2016-12-14 | ||
| FR1662442A FR3060051B1 (fr) | 2016-12-14 | 2016-12-14 | Turbine pour turbomachine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3060051A1 true FR3060051A1 (fr) | 2018-06-15 |
| FR3060051B1 FR3060051B1 (fr) | 2018-12-07 |
Family
ID=58162839
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1662442A Active FR3060051B1 (fr) | 2016-12-14 | 2016-12-14 | Turbine pour turbomachine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3060051B1 (fr) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3597864A1 (fr) | 2018-07-18 | 2020-01-22 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'étanchéité pour un rotor de turbine de turbomachine et turbine de turbomachine comprenant un tel ensemble |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20090246012A1 (en) * | 2008-03-31 | 2009-10-01 | General Electric Company | Turbine stator mount |
| FR2938872A1 (fr) * | 2008-11-26 | 2010-05-28 | Snecma | Dispositif anti-usure pour aubes d'un distributeur de turbine d'une turbomachine aeronautique |
| FR2941488A1 (fr) * | 2009-01-28 | 2010-07-30 | Snecma | Anneau de turbine a encoche anti-rotation |
| US20130209249A1 (en) * | 2012-02-09 | 2013-08-15 | Snecma | Annular anti-wear shim for a turbomachine |
-
2016
- 2016-12-14 FR FR1662442A patent/FR3060051B1/fr active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20090246012A1 (en) * | 2008-03-31 | 2009-10-01 | General Electric Company | Turbine stator mount |
| FR2938872A1 (fr) * | 2008-11-26 | 2010-05-28 | Snecma | Dispositif anti-usure pour aubes d'un distributeur de turbine d'une turbomachine aeronautique |
| FR2941488A1 (fr) * | 2009-01-28 | 2010-07-30 | Snecma | Anneau de turbine a encoche anti-rotation |
| US20130209249A1 (en) * | 2012-02-09 | 2013-08-15 | Snecma | Annular anti-wear shim for a turbomachine |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3597864A1 (fr) | 2018-07-18 | 2020-01-22 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'étanchéité pour un rotor de turbine de turbomachine et turbine de turbomachine comprenant un tel ensemble |
| FR3084103A1 (fr) * | 2018-07-18 | 2020-01-24 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'etancheite pour un rotor de turbine de turbomachine et turbine de turbomachine comprenant un tel ensemble |
| CN110735667A (zh) * | 2018-07-18 | 2020-01-31 | 赛峰飞机发动机公司 | 用于涡轮机的涡轮转子的密封组件以及相应的涡轮 |
| US11035242B2 (en) | 2018-07-18 | 2021-06-15 | Safran Aircraft Engines | Sealing assembly for a turbine rotor of a turbomachine and a turbine of a turbomachine comprising such an assembly |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3060051B1 (fr) | 2018-12-07 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2780553B1 (fr) | Roue a aubes pour une turbomachine | |
| CA2715454C (fr) | Distributeur sectorise pour une turbomachine | |
| FR2955898A1 (fr) | Etancheite amont d'un anneau en cmc dans une turbine de turbomachine | |
| FR3027949B1 (fr) | Roue de turbine pour une turbomachine | |
| EP3597864B1 (fr) | Ensemble d'étanchéité pour un rotor de turbine de turbomachine et turbine de turbomachine comprenant un tel ensemble | |
| WO2011064496A1 (fr) | Isolation d'un rebord circonférentiel d'un carter externe de turbomachine vis-à-vis d'un secteur d'anneau correspondant | |
| EP3421730B1 (fr) | Turbine pour turbomachine avec anneau d'étanchéité comportant deux parties | |
| FR3039589A1 (fr) | Etage de turbomachine, en particulier de turbine basse-pression | |
| CA2644326C (fr) | Etage de turbine ou de compresseur d'un turboreacteur | |
| FR3058756A1 (fr) | Turbine pour turbomachine | |
| FR3006364A1 (fr) | Roue de turbomachine, notamment pour turbine basse pression | |
| FR2993599A1 (fr) | Disque labyrinthe de turbomachine | |
| FR3071273A1 (fr) | Ensemble d'etancheite de turbine pour turbomachine | |
| FR3061741A1 (fr) | Turbine pour turbomachine | |
| FR3060051A1 (fr) | Turbine pour turbomachine | |
| FR3066533B1 (fr) | Ensemble d'etancheite pour une turbomachine | |
| FR2960589A1 (fr) | Roue a aubes pour une turbomachine, telle qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur d'avion | |
| FR3049307B1 (fr) | Ensemble rotatif pour turbomachine | |
| FR2944554A1 (fr) | Turbine haute-pression de turbomachine | |
| EP3935273B1 (fr) | Turbine à gaz contrarotative pour aéronef à double rotor | |
| FR2961556A1 (fr) | Isolation du carter externe d'une turbine de turbomachine vis-a-vis d'un anneau sectorise | |
| FR3061511A1 (fr) | Turbine pour turbomachine | |
| FR3113923A1 (fr) | Turbine pour turbomachine comprenant des clinquants de protection thermique | |
| WO2023247903A1 (fr) | Ensemble aubagé pour turbomachine, turbine pour turbomachine et turbomachine | |
| FR3116305A1 (fr) | Arbre de liaison d’un corps haute pression d’une turbomachine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20180615 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 4 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 5 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 6 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 7 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 8 |